[发明专利]一种交叠涵道航空发动机

说明书

本申请涉及航空发动机领域，为一种交叠涵道航空发动机，在轴流式风扇与核心机之间设置增压转子件，将增压转子件的转子径向高度设置成与轴流式风扇转子的径向高度相同并且转速相同，从而以较小的级数提升航空发动机较大的增压比和总压比；将轴流式风扇的出口外环连接高温内涵通道，将轴流式风扇的出口内环连接低温外涵通道，通过设置分流环机匣对高温内涵通道和低温外涵通道内的排气进行分流，高温内涵通道在经过增压转子件后会与低温外涵通道有一定的交错，通过将两个通道内的排气在交错位置进行热交换，能够有效降低高温内涵道排气的温度，满足核心机入口的温度需求，使得航空发动机能够在合适温度区间内稳定工作。

技术领域

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种交叠涵道航空发动机。

背景技术

在常规双转子涡扇发动机中，为实现高总压比的目标，常采用增加转子级数、提高转子转速等技术手段。本发明提出的技术背景，是分析如何基于含增压比相对较低高压压气机、耐温能力相对有限单级高压涡轮的成熟核心机，发展出一款高总压比、混合排气、轮廓尺寸相对受限的中涵道涡扇发动机；成熟核心机的高压压气机增压比有限，高压压气机出口和高压涡轮进口均有温度限制要求，混合排气的总体匹配模式也不允许低压压气机中的外涵压比过高，因此需要创造技术方法实现较高的低压压气机内涵压比，统筹实现较高的航空发动机总压比，且需在重量控制、尺寸限制、构型复杂程度等方面予以控制，既如何在不通过增加过多转子级数或采用齿轮传动/三转子等复杂构型的情况下，实现双数的增压比、温度、外涵压比需求。

相关的一些现有技术的缺点：

1、现有的在常规双转子航空发动机构型中，增压级转子转速与轴流式风扇转子转速相同，但因增压级转子叶尖径向高度远低于轴流式风扇转子，故而其叶尖线速度远低于轴流式风扇转子叶尖线速度，从而导致增压级转子叶片级压比较低，难以采用较少的级数形成较大的增压比；

2、现有的方案中，在通过增加级数勉强实现高增压比后，级数过多将带来重量、成本、发动机长度等增加的问题；

3、现有的方案中，在实现高总压比目标的同时，“轴流式风扇+增压级”因较高的增压比，会导致增进入成熟核心机的气流温度过高，既会快速超过高压压气机出口限制温度要求，也不能为高压涡轮提供温度相对较低的冷却气源，导致不能充分利用既有成熟核心机，更不能拓展成熟核心机的应用潜力。

因此在保证较高增压比的同时，如何同时减少级数、降低温度是一个需要解决的问题。

发明内容

本申请的目的是提供了一种交叠涵道航空发动机，以解决现有技术难以在保证较高增压比的同时，级数较多、内涵温度较大的问题。

本申请的技术方案是：一种交叠涵道航空发动机，包括低压轴系、核心机和承力机匣，所述低压轴系包括设于后端的多级低压涡轮、与航空发动机的中心线同轴并穿过核心机设置的多级低压涡轮轴、设于前端的轴流式风扇，所述多级低压涡轮工作带动多级低压涡轮轴和轴流式风扇转动，所述轴流式风扇与核心机之间设有与多级低压涡轮轴同轴设置的分流环机匣、增压转子件，所述分流环机匣为静子件并与承力机匣相连，所述增压转子件与轴流式风扇相连并由轴流式风扇转子带动进行转动；所述增压转子件为双级转子件，所述增压转子件的转子径向高度与轴流式风扇转子的径向高度相同并且转速相同；所述轴流式风扇的出口外环连接高温内涵通道，所述轴流式风扇的出口内环连接低温外涵通道，所述高温内涵通道与低温内涵通道经过分流环机匣处进行分流，所述高温内涵通道沿着航空发动机外部连接于分流环流出口处与增压转子件的入口之间，而后从增压转子件出口进入到航空发动机内部与核心机相连；所述低温外涵通道沿航空发动机内部设置，在经过增压转子件与核心机之间的高温内涵通道时，所述低温外涵通道与高温内涵通道交错并且两者内部气流进行热交换，而后低温外涵通道沿着航空发动机的外部设置。

优选地，所述增压转子件与轴流式风扇相连并由轴流式风扇转子带动进行转动。